Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

GOE 441 AIRFOIL (goe441-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 441 AIRFOIL (goe441-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 5.97 at α=1.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe441-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe441-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 441 AIRFOIL                                 
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.750  -0.2355   0.16045   0.15425  -0.0262   1.0000   0.1470
 -10.500  -0.2537   0.16221   0.15611  -0.0255   1.0000   0.1482
 -10.250  -0.2762   0.16460   0.15861  -0.0248   1.0000   0.1487
 -10.000  -0.2532   0.15679   0.15084  -0.0229   1.0000   0.1506
  -9.750  -0.2484   0.15401   0.14812  -0.0212   1.0000   0.1531
  -9.500  -0.2505   0.15260   0.14679  -0.0198   1.0000   0.1560
  -9.250  -0.2566   0.15181   0.14608  -0.0185   1.0000   0.1592
  -9.000  -0.2687   0.15195   0.14633  -0.0175   1.0000   0.1621
  -8.750  -0.2856   0.15398   0.14846  -0.0199   0.9967   0.1643
  -8.500  -0.2410   0.14603   0.14046  -0.0258   0.9874   0.1678
  -8.250  -0.2051   0.14123   0.13561  -0.0318   0.9769   0.1736
  -8.000  -0.1912   0.13968   0.13405  -0.0384   0.9650   0.1800
  -7.750  -0.2108   0.14291   0.13735  -0.0442   0.9493   0.1819
  -7.500  -0.1358   0.13080   0.12513  -0.0485   0.9411   0.1880
  -7.250  -0.1172   0.12822   0.12254  -0.0526   0.9271   0.1953
  -7.000  -0.1361   0.13053   0.12491  -0.0561   0.9098   0.1994
  -6.750  -0.0695   0.12108   0.11536  -0.0619   0.9043   0.2075
  -6.500  -0.0652   0.11993   0.11423  -0.0637   0.8883   0.2150
  -6.250  -0.0958   0.12298   0.11736  -0.0649   0.8701   0.2181
  -6.000  -0.0501   0.11542   0.10975  -0.0656   0.8601   0.2236
  -5.750  -0.0307   0.11286   0.10715  -0.0687   0.8509   0.2333
  -5.500  -0.0650   0.11634   0.11071  -0.0712   0.8329   0.2374
  -5.250  -0.0483   0.11143   0.10583  -0.0664   0.8224   0.2405
  -5.000  -0.0178   0.10775   0.10209  -0.0687   0.8152   0.2513
  -4.750  -0.0519   0.11061   0.10503  -0.0684   0.8002   0.2562
  -4.500  -0.0080   0.10431   0.09868  -0.0687   0.7959   0.2654
  -4.250  -0.0318   0.10529   0.09973  -0.0641   0.7831   0.2690
  -4.000  -0.0114   0.10237   0.09679  -0.0679   0.7772   0.2817
  -3.500  -0.0271   0.10218   0.09668  -0.0669   0.7599   0.2987
  -3.250  -0.0359   0.10155   0.09610  -0.0617   0.7524   0.3029
  -3.000  -0.0369   0.10195   0.09651  -0.0660   0.7448   0.3175
  -2.750  -0.0134   0.09830   0.09283  -0.0628   0.7403   0.3279
  -2.500  -0.0283   0.09960   0.09419  -0.0644   0.7342   0.3384
  -2.250  -0.0361   0.09890   0.09354  -0.0597   0.7290   0.3429
  -2.000  -0.0182   0.09726   0.09189  -0.0621   0.7239   0.3610
  -1.750   0.0067   0.09505   0.08964  -0.0635   0.7193   0.3822
  -1.500  -0.0126   0.09623   0.09090  -0.0599   0.7156   0.3885
  -1.250   0.2105   0.08131   0.07466  -0.1303   0.7059   0.2369
  -1.000   0.1967   0.08436   0.07807  -0.1185   0.7023   0.2961
  -0.750   0.1820   0.08619   0.08004  -0.1131   0.6989   0.3151
  -0.500   0.0395   0.09263   0.08731  -0.0603   0.7013   0.4974
  -0.250   0.0327   0.09292   0.08768  -0.0575   0.7007   0.5172
   0.000   0.1508   0.09066   0.08492  -0.0985   0.6962   0.4000
   0.250   0.4476   0.07601   0.06744  -0.1667   0.6776   0.2495
   0.500   0.4612   0.07774   0.06896  -0.1681   0.6751   0.2602
   0.750   0.4699   0.07989   0.07113  -0.1683   0.6746   0.2709
   1.000   0.4810   0.08201   0.07318  -0.1691   0.6744   0.2829
   1.250   0.4925   0.08440   0.07539  -0.1700   0.6753   0.2965
   1.500   0.5049   0.08692   0.07803  -0.1707   0.6791   0.3108
   1.750   0.5327   0.08927   0.08031  -0.1728   0.6820   0.3332
   2.000   0.4477   0.09968   0.09109  -0.1719   0.7764   0.3030
   2.250   0.4325   0.09980   0.09124  -0.1682   0.7689   0.3078
   2.500   0.4635   0.10180   0.09314  -0.1702   0.7613   0.3326
   2.750   0.5041   0.10525   0.09655  -0.1733   0.7573   0.3642
   3.000   0.4926   0.10529   0.09657  -0.1700   0.7466   0.3740
   3.250   0.5277   0.10800   0.09928  -0.1721   0.7410   0.4163
   3.500   0.5350   0.10992   0.10132  -0.1712   0.7359   0.4492
   3.750   0.5487   0.11114   0.10270  -0.1706   0.7257   0.5100
   4.000   0.5840   0.11337   0.10565  -0.1713   0.7212   0.6940
   4.250   0.5659   0.11278   0.10558  -0.1661   0.7138   0.8497
   4.500   0.5940   0.11534   0.10760  -0.1686   0.7049   1.0000
   4.750   0.6265   0.11960   0.11148  -0.1711   0.7007   1.0000
   5.000   0.6189   0.11992   0.11173  -0.1686   0.6884   1.0000
   5.250   0.6585   0.12432   0.11583  -0.1714   0.6834   1.0000
   5.500   0.6435   0.12472   0.11621  -0.1685   0.6731   1.0000
   5.750   0.6735   0.12808   0.11937  -0.1700   0.6665   1.0000
   6.000   0.6717   0.12976   0.12098  -0.1686   0.6580   1.0000
   6.250   0.6951   0.13248   0.12355  -0.1694   0.6494   1.0000
   6.500   0.7076   0.13544   0.12642  -0.1695   0.6439   1.0000
   6.750   0.7151   0.13696   0.12787  -0.1688   0.6333   1.0000
   7.000   0.7512   0.14157   0.13233  -0.1708   0.6290   1.0000
   7.250   0.7372   0.14164   0.13239  -0.1685   0.6176   1.0000
   7.500   0.7697   0.14562   0.13626  -0.1700   0.6120   1.0000
   7.750   0.7609   0.14641   0.13704  -0.1684   0.6021   1.0000
   8.000   0.7854   0.14959   0.14013  -0.1692   0.5957   1.0000
   8.250   0.7937   0.15234   0.14284  -0.1692   0.5908   1.0000
   8.500   0.8004   0.15378   0.14426  -0.1688   0.5807   1.0000
   8.750   0.8334   0.15836   0.14876  -0.1701   0.5762   1.0000
   9.000   0.8203   0.15844   0.14885  -0.1688   0.5664   1.0000
   9.250   0.8433   0.16162   0.15198  -0.1694   0.5602   1.0000
<< Back to GOE 441 AIRFOIL (goe441-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 441 AIRFOIL (goe441-il)